RU2086469C1 - Active system for control of lifting force - Google Patents

Active system for control of lifting force Download PDF

Info

Publication number
RU2086469C1
RU2086469C1 RU9494008262A RU94008262A RU2086469C1 RU 2086469 C1 RU2086469 C1 RU 2086469C1 RU 9494008262 A RU9494008262 A RU 9494008262A RU 94008262 A RU94008262 A RU 94008262A RU 2086469 C1 RU2086469 C1 RU 2086469C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
shield
flap
lifting force
wing
Prior art date
Application number
RU9494008262A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
В.А. Власов
Г.А. Ганич
Ю.Г. Жулев
Original Assignee
Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского filed Critical Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского
Priority to RU9494008262A priority Critical patent/RU2086469C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2086469C1 publication Critical patent/RU2086469C1/en

Links

Images

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Abstract

FIELD: aeronautical engineering; design of flying vehicles. SUBSTANCE: vortex generator made in the form of shield whose height is equal to 20% of nozzle diameter is fitted on lower edge of nozzle. EFFECT: increased lifting force at takeoff and landing without impairment of aerodynamic characteristics at cruising mode of flying vehicle. 2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к взлетно-посадочной механизации летательного аппарата. The invention relates to aircraft, in particular to the takeoff and landing mechanization of the aircraft.

Известна активная система регулирования подъемной силы, содержащая крыло, однозвенный или многозвенный закрылок, турбореактивный двигатель, расположенный под крылом, и отклоняемый щиток, установленный на нижней кромке сопла и снабженный приводом, обеспечивающим возможность его выдвижения в область выходного сечения сопла. Щиток работает как дефлектор, отклоняющий струю двигателя на некоторый угол по направлению к поверхности крыла, /см. Н. Ф. Краснов, В. Н. Кошевой, "Управление и стабилизация в аэродинамике", Москва, "Высшая школа", 1978, с. 380, рис. 5.3.15/
Недостатком такого устройства является значительный размер отклоняемого щитка /примерно равный диаметру сопла двигателя/, что приводит к большим усилиям при погружении щитка в струю двигателя и, как следствие, значительному весу системы привода и самого щитка, а также к увеличению сопротивления на крейсерском режиме, когда щиток выведен из струи.An active system for controlling the lifting force is known, comprising a wing, a single-link or multi-link flap, a turbojet engine located under the wing, and a deflectable flap mounted on the lower edge of the nozzle and provided with a drive that allows it to be extended into the region of the nozzle exit section. The shield works as a deflector, deflecting the jet of the engine at a certain angle towards the wing surface, / cm. N.F. Krasnov, V.N. Kosheva, "Control and stabilization in aerodynamics", Moscow, "Higher school", 1978, p. 380, fig. 5.3.15 /
The disadvantage of this device is the significant size of the deflected flap / approximately equal to the diameter of the engine nozzle /, which leads to great efforts when the flap is immersed in the jet of the engine and, as a consequence, the significant weight of the drive system and the flap itself, as well as to an increase in resistance during cruising, when the shield is removed from the jet.

Целью изобретения является увеличение подъемной силы на взлетно-посадочных режимах без ухудшения аэродинамических характеристик самолета на крейсерском режиме. The aim of the invention is to increase the lifting force in takeoff and landing modes without impairing the aerodynamic characteristics of the aircraft in cruising mode.

Задача решается тем, что в активной системе регулирования подъемной силы, содержащей крыло летательного аппарата, однозвенный или многозвенный закрылок, турбореактивный двигатель, преимущественно с круглым соплом, расположенный под крылом, и щиток, установленный на нижней кромке сопла, снабженный приводом, обеспечивающим возможность его выдвижения в область выходного сечения сопла, высота щитка 20-30% диаметра сопла. The problem is solved in that in an active system for regulating the lifting force comprising a wing of an aircraft, a single or multi-link flap, a turbojet engine, mainly with a round nozzle located under the wing, and a shield mounted on the lower edge of the nozzle, equipped with a drive that allows it to be extended in the area of the outlet section of the nozzle, the height of the shield 20-30% of the diameter of the nozzle.

Щиток, например, может быть выполнен в виде круглого сектора с углом раскрытия 60-120oC.The shield, for example, can be made in the form of a circular sector with an opening angle of 60-120 o C.

Предлагаемое устройство может использоваться для реактивных двигателей различных типов, но наиболее эффективным будет использование для двигателей большой степени двухконтурности, так как струи таких двигателей труднее отклонить закрылками из-за относительно большого диаметра этих струй, и в то же время для таких двигателей температура струй невысока и введение в эти струи предлагаемого щитка не вызовет затруднений. The proposed device can be used for jet engines of various types, but it will be most effective to use a large bypass ratio for engines, since the jets of such engines are more difficult to deflect with flaps due to the relatively large diameter of these jets, and at the same time, for such engines the temperature of the jets is low and the introduction of the proposed shield into these jets will not cause difficulties.

На фиг. 1 представлена схема предлагаемого устройства на крейсерском режиме; на фиг.2 то же, на взлетно-посадочном режиме; на фиг.3 схема сопла со щитком влияющим на поперечное сечение струи. In FIG. 1 shows a diagram of the proposed device in cruise mode; figure 2 is the same on the take-off and landing mode; figure 3 diagram of the nozzle with a shield affecting the cross section of the jet.

Активная система увеличения подъемной силы содержит крыло 1, отклоняемый закрылок 2, турбореактивный двигатель 3, расположенный под крылом 1, на нижней кромке сопла 4 двигателя установлен щиток 5 и привод 6, обеспечивающий возможность выдвижения щитка в реактивную струю 7 двигателя. Высота щитка составляет 20-30% диаметра сопла. Щиток 5 может быть выполнен в виде кругового сектора с углом раскрытия 60-120oC.The active system for increasing the lifting force comprises a wing 1, a deflectable flap 2, a turbojet engine 3 located under the wing 1, a shield 5 and a drive 6 are installed on the lower edge of the engine nozzle 4, which makes it possible to extend the shield into the jet stream 7 of the engine. The height of the shield is 20-30% of the diameter of the nozzle. The shield 5 can be made in the form of a circular sector with an opening angle of 60-120 o C.

При уменьшении размеров щитка /высоты или угла раскрытия сектора/ снижается эффективность системы, а при увеличении размеров загромождается входное сечение сопла, что приводит к снижению тяги двигателя. Угол между плоскостью щитка и плоскостью среза 4 изменяется с помощью привода 6 в зависимости от режима полета в пределах 0-100oC.With a decrease in the size of the shield / height or angle of opening of the sector /, the efficiency of the system decreases, and with an increase in size the inlet section of the nozzle is cluttered, which leads to a decrease in engine thrust. The angle between the plane of the shield and the plane of the cut 4 is changed using the drive 6 depending on the flight mode in the range of 0-100 o C.

Предлагаемое устройство работает следующим образом. The proposed device operates as follows.

На взлетно-посадочных режимах летательного аппарата с предлагаемой системой осуществляют отклонение закрылка 2 и выдвигают щиток 5 в струю 7 двигателя 3. При этом со щитка 5 сходят продольные вихри 8, распространяющиеся вниз по потоку струи 6, которые изменяют форму поперечного сечения струи из круглой в эллиптическую и отклоняют ось струи по направлению к крылу 1, что повышает эффективность отклонения струи 7 закрылком 2. In the takeoff and landing modes of the aircraft with the proposed system, the flap 2 is deflected and the flap 5 is pulled out into the jet 7 of the engine 3. At the same time, longitudinal vortices 8 descend from the flap 5, extending downstream of the jet 6, which change the cross-sectional shape of the jet from round to elliptical and deflect the axis of the jet towards the wing 1, which increases the efficiency of deflection of the jet 7 by the flap 2.

При регулировании направления вектора тяги изменяют угол отклонения закрылка 2 и угол между плоскостью щитка 5 и осью сопла, при этом для увеличения угла отклонения вектора тяги увеличивают угол наклона плоскости щитка. When adjusting the direction of the thrust vector, the angle of deviation of the flap 2 and the angle between the plane of the flap 5 and the axis of the nozzle are changed, while to increase the angle of deviation of the thrust vector, the angle of inclination of the plane of the flap is increased.

На крейсерском режиме полета щиток полностью выводится из струи /фиг.1а/ и не влияет на аэродинамические характеристики летательного аппарата. At cruising flight mode, the shield is completely removed from the jet / Fig.1a / and does not affect the aerodynamic characteristics of the aircraft.

Для проверки эффективности предлагаемого устройства были проведены эксперименты в аэродинамической трубе на модели отсека крыла с имитатором двигателя и щитком в форме кругового сектора. To verify the effectiveness of the proposed device, experiments were conducted in a wind tunnel on the model of the wing compartment with an engine simulator and a shield in the form of a circular sector.

Техническим результатом от использования изобретения является уменьшение веса и обеспечение большей скорости функционирования системы, а также снижение Cx на крейсерском режиме за счет уменьшения размеров отклоняемого щитка.The technical result from the use of the invention is to reduce weight and ensure a higher speed of the system, as well as reducing C x at cruising mode by reducing the size of the deflected shield.

Claims (2)

1. Активная система регулирования подъемной силы, содержащая крыло летательного аппарата, однозвенный или многозвенный закрылок, турбореактивный двигатель преимущественно с круглым соплом, расположенный под крылом щиток, установленный на нижней кромке сопла и снабженный приводом, обеспечивающим возможность его выдвижения в область выходного сечения сопла, отличающаяся тем, что высота щитка составляет 20 30% диаметра сопла. 1. An active system for regulating the lifting force, comprising a wing of an aircraft, a single-link or multi-link flap, a turbojet mainly with a round nozzle, a shield located under the wing, mounted on the lower edge of the nozzle and equipped with a drive that allows it to be extended to the nozzle exit section, different the fact that the height of the shield is 20 to 30% of the diameter of the nozzle. 2. Система по п.1, отличающаяся тем, что щиток выполнен в виде кругового сектора с углом раскрытия 60 120o.2. The system according to claim 1, characterized in that the flap is made in the form of a circular sector with an opening angle of 60 120 o .
RU9494008262A 1994-03-10 1994-03-10 Active system for control of lifting force RU2086469C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU9494008262A RU2086469C1 (en) 1994-03-10 1994-03-10 Active system for control of lifting force

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU9494008262A RU2086469C1 (en) 1994-03-10 1994-03-10 Active system for control of lifting force

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2086469C1 true RU2086469C1 (en) 1997-08-10

Family

ID=20153368

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU9494008262A RU2086469C1 (en) 1994-03-10 1994-03-10 Active system for control of lifting force

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2086469C1 (en)

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Авторское свидетельство СССР N 1568628, кл. F 02 K 3/02, 1990. 2. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н. Управление и стабилизация в аэродинамике. М. Высшая школа, 1978, с. 380, рис. 5.3.15. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5348256A (en) Supersonic aircraft and method
US4293110A (en) Leading edge vortex flap for wings
US4702441A (en) Aircraft wing stall control device and method
US4776542A (en) Aircraft stall-spin entry deterrent system
US5082204A (en) All wing aircraft
US7475848B2 (en) Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance
US4739957A (en) Strake fence flap
US8752788B2 (en) Wing and a multiple propeller aircraft
US5056741A (en) Apparatus and method for aircraft wing stall control
US4019696A (en) Method of and apparatus for enhancing Coanda flow attachment over a wing and flap surface
US3831885A (en) Aircraft wing with vortex generation
CN105035306B (en) Jet-propelled wing flap lift-rising connection wing system and its aircraft
US5779169A (en) Aircraft engine inlet hot gas and foreign object ingestion reduction and pitch control system
US4449681A (en) Aerodynamically contoured, low drag wing, engine and engine nacelle combination
RU188859U1 (en) Supersonic aircraft
KR20030085122A (en) Integrated and/or modular high-speed aircraft
US3971534A (en) Method of and apparatus for controlling flow attachment to the wing and flap surfaces of an upper surface blowing type aircraft
US5738298A (en) Tip fence for reduction of lift-generated airframe noise
US4033526A (en) Aerodynamic flow body
US6935592B2 (en) Aircraft lift device for low sonic boom
US20050116116A1 (en) Wing employing leading edge flaps and winglets to achieve improved aerodynamic performance
GB2144688A (en) Underwing engine installation for aircraft
US4093156A (en) Supersonic transport
US4648571A (en) Transverse thrust lift augmentation system
US3829044A (en) Engine arrangement for high performance stol aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20100311